航天概论课件第六章.ppt

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1、航天概论,6.1 运载火箭的发射技术6.1.1 运载火箭的发射过程,发射过程 从相对于发射平台静止的状态起飞、加速到进入正常的导引弹道的过程 。 广义的发射过程包括如下步骤： （1）在发射场的技术区进行对接、装配和一系列的检查和测试，使火箭达到可发射状态； （2）火箭从技术区转移到发射区，吊装到发射台上，垂直度调整和方位瞄准，装定发射诸元并与各种地面设备的电缆、气、液管路等相连接；测试和综合测试；推进剂加注、充气等技术准备工作；,（3）测控系统准备：对测控站各系统进行检查和测试，然后进行各测控站之间的联试，以保证发射指挥、控制系统正常、可靠地工作； （4）按预定的程序进行发射，火箭离开发射台起

2、飞、加速、起控并进入导引弹道飞行。 为了完成上述各项任务，需要建立庞大的地面设施，统称为发射支持系统。,6.1.2 运载火箭的发射方式 （1）水平测试、水平运输、垂直吊装 发射场内明显地分成技术区和发射区； 在技术区对箭上各系统进行测试，然后通过公路运输车分级或分部段运往发射区； 将火箭垂直吊装对接在发射台上； 经过必要的测试后加注推进剂，最后发射。 优点：操作简便，技术要求容易实现， 缺点：有部分重复的测试工作，发射周期和两次发射之间的间隔时间长。,（2）垂直总装、垂直测试、垂直整体运输 在发射场设有总装厂房、测试发射控制中心和发射塔，总装厂房和发射塔之间由运输轨道或特殊路面相连接。 火箭在

3、总装厂房完成单元测试后，包括有效载荷在内都在多功能发射车上垂直总装后进行综合测试； 由多功能发射车将火箭整体在垂直状态下运往发射塔就位， 经简单测试后即可加注发射。,优点： 减轻从生产厂至发射场运输上的困难； 在发射塔停留时间短便于实现高频率的连续发射。 适合于大型运载火箭、载人航天发射及发射频率很高的发射场。 缺点：对发射场的地面设施和设备要求高，技术难度大，成本高。,6.1.3运载火箭的发射支持系统 任务：支持和保障运载火箭发射有效载荷以及进行各种飞行试验，它与运载火箭一起组成整个航天运载系统。 包括：火箭从生产厂运到发射场、在发射场进行各种发射准备以及发射中进行飞行测量控制全过程所使用的

4、机械、电子设备和工程设施。 根据它们的功能和使用方式，归纳为如下11个分系统：,（1）运输系统 将火箭或火箭部件从生产厂运送到发射场。 包括公路运输车、铁路运输车、船舶、飞机等运输工具，还包含运输包装以及保护设备。 保证火箭在运输中处于良好的力学环境和温、湿度环境；多数运输设备都是专门用于火箭运输。 （2）加注系统 用于从推进剂贮罐或运输槽车向火箭贮箱加注或泄出液体推进剂， 包括推进剂贮存器（贮罐和槽车）、计量装置、输送装置、控制设备及各种连接器管路等。,（3）发射系统 将火箭调整并保持在规定的初始发射状态，承受发射前后发生的载荷，排导发动机的燃气流，牵制和释放火箭。 包括活动塔架、勤务塔（含

5、排焰导流槽）、发射平台、牵制释放机构等。 不同的发射方式选用不同的发射设备。,（4）测发控系统 在发射准备阶段和发射过程中对火箭各系统进行检查测试与发射控制。 包括单元测试和综合测试的设备和发射控制设备。 （5）定位定向系统 提供精确的发射点位置（经纬度和高度）和初始方位。 包括定位定向设备和方位瞄准设备 。,（6）供电供气系统 向火箭和地面设备提供电源和气源。 包括交流和直流电源、充电设备、制气设备及贮气、配气和输送设备等。 （7）监控指挥系统 对火箭各系统和地面设备在工作中的技术状态进行监视， 对其发射准备过程实施控制，协调并统一时间基准，传输各种信息和指令，保证按规定的程序进行发射。 包

6、括计算机网络、时统设备和通信设备等。,（8）测量系统 用于测量和记录火箭在发射和飞行过程中的工作参数、环境参数和运动参数等，为飞行试验结果评定提供依据，也为航天器飞行轨道控制和飞行安全控制提供信息。 包括地面、船舶和飞机上配置的遥测站、外弹道测量及安全控制站、指挥控制站等。 （9）起吊安装系统 用于完成火箭在水平状态下车辆之间的转载和向发射台垂直安装， 包括各种起重机、吊具、起竖设备及附件、工具等。,（10）气象保障系统 进行发射前的气象测量，预报地面和高空的风速、温度、湿度、雾、雨、雷、雹、扬沙等气象要素，以确定火箭基本发射条件、推进剂温度估计及飞行后的结果分析。 （11）辅助设备 包括调温

7、、清洗、消防、避雷等设备，以及道路工程设施等。,6.2 航天发射场 6.2.1 航天发射场的组成 功用：航天器的发射和运载火箭研制过程中的飞行试验。 组成：整个发射场包括首区、航区和落区三个区域： （1） 首区 用于火箭及有效载荷的技术准备、发射准备、实施发射指挥和控制，是火箭发射的核心区域。,（2）航区 包括弹道飞行空域和各子级火箭、整流罩的坠落场区。 根据需要在航区配置有跟踪测量站。 （3）落区 又称返回着陆场，是返回式卫星和载人飞船返回舱回收着陆的区域 。 6.2.2 发射场场址的选择 发射场的选址是一个综合而又复杂的决策问题。 选址是否合理，对发射场的建设、发展、使用和维护影响极大，甚

8、至涉及到国家安全和国际关系问题。, 发射场场址的选择考虑下列因素： （1）优越的地理位置。 尽可能选择在低纬度地区，可以充分利用地球自转的附加速度，提高火箭的运载能力。 （2）良好的自然条件。 首区及落区人口稀少，地势平坦，视野开阔，气候条件良好； 航区尽量避开人口稠密区、重要工业基地和军事重地等。,（3）便利的交通运输条件。 （4）良好的供电和通信条件。 （5）有利于环境保护。 6.2.3 发射场的总体布局 主要由技术区、发射区、场区测控系统、技术保障系统和后勤保障系统五大部分组成。 （1）技术区 用于对火箭与有效载荷进行验收、存放、组装和测试，为运往发射区做好技术准备。 运载火箭与有效载荷

9、分为两个区域，互相独立，互不干扰。, 技术区与发射区必须隔开一定的距离。,（2）发射区 接纳来自技术区的运载火箭及有效载荷，进行发射前的最后测试、加注推进剂、充填压缩空气、进行垂直度调整、瞄准和发射。 主要设施有发射台、导流槽、脐带塔、勤务塔、发射控制中心等。 （3）场区测控系统 是整个航天测控系统（网）的重要组成部分，又有其特殊性和独立性。 承担对运载火箭起飞和飞行初始阶段的跟踪测量，同时为确保场区安全提供安全控制信息。,（4）技术保障系统 为发射前技术准备和发射后处理提供各种技术服务 。 （5）后勤保障系统 包括供水、供电、通信、机场、铁路、公路、物资和生活用品供应的集散区以及工作人员的居

10、住区等。,6.2.4 我国的航天发射场 （1） 酒泉卫星发射中心 科学卫星、技术试验卫星和运载火箭的发射试验基地。 始建于1958年，是我国建场最早的发射场。 我国第一颗人造地球卫星东方红一号、神舟号宇宙飞船就是从这里发射的。,（2）西昌卫星发射中心 以发射地球静止轨道卫星为主的航天发射基地。 1983年建成，位于低纬度的四川省西昌地区。 （3）太原卫星发射中心 科学试验卫星、应用卫星和运载火箭的发射试验基地。 位于山西省太原市西北的高原地区。 具有多轨道、多射向、远射程发射能力和精确测控能力。主要担负太阳同步轨道卫星的发射试验任务。,（4）海南航天发射中心设想 目前的三大航天发射中心由于建设

11、初期经济条件和历史原因的限制，已难以适应我国航天事业的进一步发展。 在海南建设发射场有如下优点： a.发射点纬度低，可提高火箭的运载能力； b.射向范围大，可适应各种商业发射任务； c. 航区和落区不存在安全问题； d.运输可通过海运，火箭直径不受限制； e.发射所需的液氢可就近解决； f. 后勤保障便利；,g. 有利于综合开发利用。,6.5 航天器的返回技术 返回型航天器在太空飞行并完成预定的任务后，需要安全返回地面的一类航天器，包括返回式卫星、载人和运货飞船、航天飞机的轨道器等。 返回技术使返回型航天器脱离原来运行的轨道进入地球大气层并在地面安全着陆的技术。 是一个减速、下降的过程，即消耗

12、动能和位能的过程。返回技术的实质就是如何处置航天器所具有的巨大动能和位能的技术。 返回型航天器并非整个航天器都需要返回地面。,6.5.1 返回过程 返回方法 ： 航天器的返回是一个减速过程，从第一宇宙速度逐步减速到接近地面时的每秒十几米至几米的安全着陆速度。 理论上可以利用反推火箭减速。但是，需要相当大的动力和推进剂，势必使航天器的起飞质量大大地增加。很不经济，也很不现实。 利用地球大气层空气的阻力使返回型航天器减速，是一个经济得多的方法。,返回过程： 利用空气阻力的返回过程一般经历离轨、自由下落（过渡段）、再入大气层（再入段）和着陆四个阶段。 第一步：返回前准备 对在轨运行的航天器进行 姿态

13、控制，达到变轨所需要 的姿态角，然后返回舱与其 它舱段分离、起旋以保持正 确稳定的制动角；,第二步：离轨 制动发动机工作，返回舱获得变轨所需要的速度增量，沿着速度增量与原速度合成速度的方向进入可返回大气层的椭圆形过渡轨道。 第三步，过渡段飞行，为进入大气层作好准备 返回舱沿过渡轨道向地球方向飞行，为保证进入大气层的再入角，过渡段途中还可以再次启动变轨发动机修正轨道。 在过渡段结束之前，利用旋转稳定的返回舱需要消旋，然后使装有变轨发动机的制动舱分离，并调整姿态使返回舱防热大端头朝前，。,第四步：进入大气层 到达离地面100km左右开始进入大气层。返回舱急剧减速，同时经受严重的气动加热和制动过载。

14、 第五步：着陆阶段 下降到离地面20km左右高度时，返回舱减速到150200m/s的稳定下降速度。 在离地面10km左右高度时打开气动力减速装置（如降落伞、翼伞等），使返回舱进一步减速，最后以安全的速度垂直着陆或溅落。 载人航天器上还设置着陆缓冲机构，以进一步吸收返回舱着陆时的能量。,6.5.2 各种不同形式的再入飞行器 进入大气层的再入段是返回式航天器成败的关键所在。 再入飞行器的外形、结构、返回轨道、返回控制等都是根据再入段的工作条件设计的。 再入飞行器也主要根据再入段的动力学特征进行分类。 再入段主要受到空气动力的作用。空气动力的主要特征参数是升阻比L/D。,（1）纯弹道式再入飞行器 升

15、阻比为零或接近零，在气流中只产生阻力而不产生升力，或者只产生很有限的升力，而且升力不需要控制。 外形很简单，通常外形为圆球体或钝头的轴对称旋转体，结构也最简单； 再入时间短，一般不超过400s，气动加热的总加热量相对也小，结构的热防护也比较简单； 技术上容易实现。各国早期的返回式航天器，无例外地都采取这种形式。, 主要缺点： 再入过程的运动无法控制，落点的偏差比较大。 制动过载大，最大制动过载在810g，已接近人体所能承受的极限，用于载人航天，航天员会感到很不舒服。 虽然再入大气层气动加热瞬间短，但迎风面的热流密度大，所采用的烧蚀式防热结构烧蚀严重，不能修复重复使用。,（2）半弹道式再入飞行器

16、 为了弥补弹道式再入器落点偏差太大和制动过载偏大的缺点，赋予非圆球形再入器一定的飞行攻角，产生有限的可控制的升力，用以缓和制动过载，并适当调整落点的位置。 使返回舱的质心 偏离几何中心对称 轴，产生“配平攻 角”。, 在配平攻角下飞行时，返回舱上将产生一个升力。由于升力的存在，同样阻力下返回舱的再入过程延长了，从而使过载明显下降。 使返回舱绕中心轴转动一个角度，所产生的升力偏离垂直方向一个角度，可分解成向上和侧向两个分量，可利用来调整飞行方向。控制返回舱的运行轨道，在一定范围内调整落点的位置。,（3）升力式再入飞行器 又称为滑翔式再入飞行器，可分为升力体式和有翼飞行器两种类型。 有翼飞行器具有

17、升力面，航天飞机是其典型的代表。可产生相当大的升力，可滑翔机动飞行数千千米，在预定机场水平着陆。制动过载很低，约12g。 升力体式没有机翼，将升力面和机身融为一体，设计成 “升力体”外形。性能特点介于弹道式和有翼飞行器之间。气动加热有所缓和，制动过载23g。可在大气中机动滑翔数百千米。,6.5.3 气动加热和热防护结构 外形与气动加热 再入飞行器以很高的速度进入大气层，在空气阻力的作用下急剧减速，同时将巨大的动能和位能转化为热能。 假设飞行器进入大气层的速度为7.6km/s，这一速度下每千克动能为28880kJ，这些动能全部转化为热能，足以将30kg的钢（熔点为1500）加热到2000。整个飞

18、行器将全部化为灰烬。, 要避免再入飞行器被气动加热所焚毁，必须将所产生的大量热量与飞行器隔离，尽量减少传给飞行器结构的热量。 对于弹道式再入飞行器，减少传给结构热量的首要办法是精心选择返回舱的几何外形，特别是受热最严重的前底部位的几何外形。 返回舱进入大气层时的速度很高，是音速的1020倍。在返回舱前方形成一个强大的脱体激波。使大量热量排泄在激波和结构之间的空间。, 激波从返回舱四周向外、向后延伸形成一个很大的尾流。尾流由被加热的空气组成，包含了再入过程中所产生的绝大部分热量。 扩散到大气中的热量与激波的强度成正比，激波愈强，扩散的热量愈多，传给返回舱结构的热量就愈少。 为了使返回舱前方产生强

19、大的脱体激波，返回舱的迎风面必须是钝头朝前的气动外形，而不象高速飞机那样采用细长的流线型外形。, 通常将再入飞行器设计成大钝头短粗的外形，如圆球形、钟形、球缺与截锥的组合体等。 合理的返回舱外形，可使再入时所产生热量的98%扩散掉，只有1% 2%热量通过边界层传递给返回舱结构。, 结构热防护 尽管留下的热量所占的比例很小，但对于返回舱结构还是相当严重的。必须进行精心的结构热防护设计。 根据不同部位再入过程中不同的受热程度，选择不同的防热方案，这对于保证安全返回和减轻结构重量相当重要。,常用的热防护方法如下： (1) 热沉式防热 又称为吸热式防 热。是利用材料温 度升高吸收热量的 一种方法。 在

20、结构的外层包覆一层热容量高、导热性能好、熔点高的材料，利用这层材料吸收大部分传递给结构的热量，使传人结构内部的热量减少。, 单位面积防热层所能吸收的最大热量为 可以计算所需要的防热材料厚度。只要材料厚度足够，就能维持内部的温升低于允许值。 特点：防热层厚度与表面传入的热量成正比，因此，防热能力有限，只适用于加热时间短、热流密度不太高的情况，否则需要很笨重的防热层。 优点：表面形状和物理状态在防热过程中不变，有利于维持再入飞行器的外形并能重复使用。, 主要应用在早期的中程导弹上。 再入式航天器上只适用于加热量很 小的部位。 图示的美国“水星号”飞船，其后 端圆柱部分处于尾流区内，气动加 热不严重

21、，采用了热沉式防热。,(2) 辐射式防热 外蒙皮采用很薄的耐高温合金，如镍、铌、钼，表面涂高辐射涂层。它的防热机理是蒙皮受热并温度升高时，以辐射形式向周围散发大量的热能。 向外辐射的热流qw与表面温度Tw的4次方成正比。当蒙皮温度升高到一定温度时，由气流传给蒙皮的热流与蒙皮向外辐射的热流相等时，蒙皮温度就不再上升而达到平衡，这一温度称为“平衡温度”。, 防热效果与加热时间及积累的总加热量无关，只与最大热流有关。热流愈高，蒙皮的平衡温度愈高。 平衡温度取决于防热材料的性能，决定了能否采用辐射式防热的极限。根据目前耐热金属材料的性能，辐射防热适用的最大热流不超过460kW/m2。 适用于低热流密度

22、、长加热时间的再入飞行器，如升力式再入飞行器。 优点：表面气动外形不变，可重复使用的。 水星号”飞船处于尾流区热流不太大的圆锥部分，采用了辐射式防热。,(3) 烧蚀式防热 烧蚀式防热是目前应用最广泛的一种防热方法，其原理是利用材料的相变吸热和质量交换来达到防热目的。 在气动加热作用下，流向飞行器的热量一部分被表面辐射，另一部分被材料吸收并向深部传递；随着热量不断传入，温度逐渐升高，达到分解、熔化、汽化或升华温度时，材料因相变吸收大量热量；, 表面相变产物将与附面层内的空气发生化学反应，形成一个温度较低的气态层，这层气体向附面层扩散时还要吸收一部分热量，而且扩散增大了附面层厚度，使附面层的平均温

23、度降低，从而显著降低了向表面的热扩散，有效地减少了流向飞行器的热量，即所谓的对流阻塞效应。 烧蚀量的大小取决于加热量，热量的增加使烧蚀量增加，而烧蚀量的增加又相应地增强了防热作用。所以烧蚀式防热是一个自动调节的过程。, 常用的烧蚀材料分为升华类、熔化类和碳化类。 升华类材料靠升华吸热和气体产物的对流阻塞效应防热。典型的升华类材料有聚四氟乙烯、石墨等。 熔化类材料通常是无机纤维增强的酚醛树脂基复合材料，受热后除了树脂的裂解和碳化外，其中的二氧化硅等成分熔化成液体后渗透过碳层，在表面形成一层粘性液体保护膜，使附面层气体无法直接对材料加热，同时本身蒸发与流失又吸收和带走大量的热量。, 碳化类材料的特

24、点是低温热解，高温工作，材料在较低的温度下（250300）热解和相变，吸收部分热量并在表面形成一层厚厚的以碳为主要成分的碳层，可耐很高的温度，起有效的辐射散热作用和高温隔热作用。 (4)发汗式防热 发汗式防热是利用气体或液体发汗剂从多孔的结构表面挤出并分解和气化，或者利用固体发汗剂在气动加热作用下气化来吸收热量达到防热目的。, 作用机理表现在发汗剂的吸热、相变和热阻塞效应等。其优点是能保持结构外形不变，且有良好的抗侵蚀性能和减弱因高温产生的等离子密度等。 6.5.4 返回着陆场 需要返回地面的航天器包括返回式卫星的回收舱、载人飞船的返回舱和航天飞机的轨道器。 三种返回航天器对返回着陆的要求由简

25、单到复杂各不相同，其中以航天飞机的要求最高，技术最为复杂。, 回收着陆场区的地理条件要求： （1）地貌平坦，视野开阔，面积不小于落点理论误差面积的3倍； （2）人口稀少，远离城市和居民点，无工矿企业建筑群、重要军事设施和高压线； （3）避开大片森林、交叉河道和沼泽地段； （4）良好的气象条件，降雨、降雪少，天气晴朗、无强风。, 回收着陆场的配置： （1）着陆指挥控制中心。负责指挥组织整个着陆回收工作。 （2）时统分中心。接收时统中心的授时信号，保持与航天测控中心在时间上同步。 （3）测控通信终端。与航天测控中心和测控通信网建立通信链路，以便交流各种管理信息和数据，特别是落点的预报数据。 （4）脉冲反射雷达。可依靠电磁波反射或返回舱的应答工作，用以最终确定返回舱落点的精确位置。,（5）无线电定向仪。用来接收返回舱着陆后发出的信标信号，以确定着陆位置。 （6）甚高频通信设备。用于载人飞船返回舱着陆前后与航天员的通信。 （7）无线电导航台。用于向航天飞机提供相对于导航台的方位和距离。 （8）微波着陆系统。与航天飞机上着陆系统结合，协助航天员正确着陆，或者靠飞行仪表盲目着陆。 （9）气象观察站。及时提供回收区或着陆场的天气预报信息，判断是否具备降落的气象条件。,